RU2691131C1 - Способ прицеливания крылатых ракет в вертикальных пусковых установках - Google Patents
Способ прицеливания крылатых ракет в вертикальных пусковых установках Download PDFInfo
- Publication number
- RU2691131C1 RU2691131C1 RU2018128343A RU2018128343A RU2691131C1 RU 2691131 C1 RU2691131 C1 RU 2691131C1 RU 2018128343 A RU2018128343 A RU 2018128343A RU 2018128343 A RU2018128343 A RU 2018128343A RU 2691131 C1 RU2691131 C1 RU 2691131C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- cruise missile
- cruise
- inertial unit
- azimuth angle
- angular
- Prior art date
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 10
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims abstract description 10
- 238000002360 preparation method Methods 0.000 claims abstract description 7
- 239000011521 glass Substances 0.000 claims description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 abstract description 4
- 239000000126 substance Substances 0.000 abstract 1
- 238000009434 installation Methods 0.000 description 5
- 239000003245 coal Substances 0.000 description 4
- 239000000969 carrier Substances 0.000 description 2
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 1
- 238000003032 molecular docking Methods 0.000 description 1
- 238000012883 sequential measurement Methods 0.000 description 1
- 238000003860 storage Methods 0.000 description 1
- 230000008685 targeting Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F41—WEAPONS
- F41G—WEAPON SIGHTS; AIMING
- F41G7/00—Direction control systems for self-propelled missiles
- F41G7/20—Direction control systems for self-propelled missiles based on continuous observation of target position
- F41G7/24—Beam riding guidance systems
- F41G7/26—Optical guidance systems
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Combustion & Propulsion (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Position Fixing By Use Of Radio Waves (AREA)
Abstract
Изобретение относится к военной технике и может найти применение при изготовлении крылатых ракет. Способ основан на использовании результатов измерений угловых рассогласований между инерциальным блоком и внешним узлом транспортно-пускового стакана, стыкуемого с пусковой установкой. Суть предлагаемого способа заключается в измерении углового рассогласования по крену между инерциальным блоком крылатой ракеты и внешним узлом транспортно-пускового стакана и последующим использовании результатов измерений для автоматического расчета поправки к азимутальному углу, измеренному навигационным комплексом носителя, во время предстартовой подготовки. Угловая поправка, измеряемая на заводе-изготовителе крылатой ракеты, записывается в постоянное запоминающее устройство бортовой цифровой вычислительной машины ракеты и используется во время предстартовой подготовки для расчета начального азимута инерциального блока крылатой ракеты. Расчет начального азимутального угла крылатой ракеты проводится во время предстартовой подготовки в автоматическом режиме без участия оператора и не требует дополнительных измерительных операций. Техническим результатом изобретения является повышение точности определения начального азимута инерциального блока крылатой ракеты. 2 ил.
Description
Изобретение относится к военной технике и может найти применение для прицеливания крылатых ракет (далее - КР), размещаемых на носителях с вертикальными пусковыми установками.
Необходимым условием выведения изделия в заданный район (расчетную точку) для последующего самонаведения КР на цель является прицеливание КР, т.е. определение начального азимутального положения осей инерциального блока (далее - ИБ) изделия относительно направления истинного меридиана, до начала проведения режима предстартовой подготовки КР.
Погрешность прицеливания КР складывается из целого ряда погрешностей, с которыми изготовлены КР, пусковая установка (далее - ПУ) и др. Например, при установке КР на морских носителях погрешность прицеливания зависит от погрешности положения ИБ относительно внешних узлов КР, стыкуемых с ПУ, погрешности установки ПУ на носителе и погрешности установки навигационного комплекса носителя.
Фактические величины угловых рассогласований измеряются и проводится расчет азимутального положения ИБ КР относительно навигационного комплекса носителя.
В настоящее время широко применяется установка КР в транспортно-пусковом стакане (далее - ТПС). ТПС, с установленной КР, загружается в ПУ, при этом азимутальное положение ТПС относительно ПУ фиксируется стыковочным узлом - например, пазом или шпонкой.
В настоящее время известны способы последовательного измерения угловых рассогласований между элементами конструкции КР, ПУ и навигационным комплексом носителя в процессе их изготовления, сборки и монтажа.
Наиболее близким способом прицеливания, взятым за ближайший аналог, является способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке (патент на изобретение №2549215, заявка №2014103975 от 06.02.2014).
В существующем способе по результатам измерения взаимного положения промежуточных элементов рассчитывается величина углового рассогласования между ИБ КР и маршутно-навигационной системой топопривязки и ориентирования самоходной пусковой установки.
Технической задачей изобретения является повышение точности прицеливания КР в вертикальных пусковых установках путем уменьшения количества промежуточных измерений на заводе-изготовителе КР при проведении измерения углового рассогласования по крену вокруг продольной оси ОХ между ИБ КР и внешним узлом ТПС, стыкуемым с ПУ.
Техническая задача решается способом прицеливания КР в вертикальных пусковых установках, включающим определение азимутального угла инерциальной навигационной системы КР по известному азимутальному углу навигационного комплекса носителя. При этом, предварительно (на заводе-изготовителе КР) в горизонтальном положении КР проводят измерение углового рассогласования по крену между инерциальным блоком КР и внешним узлом транспортно-пускового стакана, стыкуемого с пусковой установкой, с последующим использованием результатов измерений для автоматического расчета поправки к азимутальному углу, измеренному навигационным комплексом носителя, во время предстартовой подготовки
После окончательной сборки ТПС с КР устанавливают на специальном стенде, позволяющем регулировать положение ТПС вокруг продольной оси (фиг. 1). На ТПС 5 с пазом фиксируют специальное приспособление 6 с шипом 4, имитирующее ответную часть на ПУ, стыкуемую с ТПС. С помощью квадранта 2, установленного на площадку 3, положение которой относительно шипа измерено с высокой степенью точности, выставляют КР в горизонт. После чего, в режиме электрических проверок определяют отклонение осей ИБ 7 от плоскости горизонта 1. Измеренное значение P1=αXP заносят в формуляр на КР и в постоянное запоминающее устройство (ПЗУ) бортовой цифровой вычислительной машины (БЦВМ) КР.
Погрешность определения угла отклонения осей ИБ от плоскости горизонта определяется точностными характеристиками ИБ, а именно, смещением нуля, акселерометров, применяемых в данном приборе. На сегодняшний день смещение нуля акселерометров составляет порядка 1⋅10-4 g, что, в свою очередь, приводит к погрешности измерения отклонения от плоскости горизонта в ±20 угл. сек.
Погрешность привязки шипа к контрольной площадке составляет ±30 угл. сек..
Погрешность измерения отклонений от плоскости горизонта средствами квадранта КО-10 составляет ±10 угл. сек.
Таким образом, суммарная погрешность измерения параметра P1=αXP не превысит ±40 угл. сек.
После установки ТПС с КР 1 в вертикальную ПУ 2 угловое рассогласование по крену αXP, измеренное в горизонтальном положении, является угловым рассогласованием по азимуту Δψ (фиг. 2).
Перед началом предстартовой подготовки параметр P1 передается из ПЗУ БЦВМ в систему управления оружием (СУО) корабля, где используется для расчета истинного азимутального угла ИБ КР:
где АПУ - значение азимута фиксационного узла ПУ, стыкуемого с ТПС.
Значение АПУ является суммой текущего значения азимута навигационного комплекса носителя и угла рассогласования между фиксационным узлом ПУ и навигационным комплексом, измеренным после монтажа ПУ.
Рассчитанный по формуле (1) азимутальный угол АКР из СУО передается в БЦВМ КР. После этого выполняется предстартовая подготовка и пуск КР.
Таким образом, можно констатировать, что данное изобретение позволит:
- повысить точность за счет исключения промежуточных измерений.
- исключить проведение трудоемких операций поэтапного контроля систем и блоков изделия, сократить время сборки;
- используя ИБ в качестве измерительного средства, проводить
последовательный контроль блоков, отсеков, модулей для выявления погрешности изготовления отдельных узлов на всех этапах сборки.
Представляется, что данный способ найдет применение как во вновь разрабатываемых изделиях, так и при модернизации существующих изделий.
Claims (1)
- Способ прицеливания крылатых ракет в вертикальных пусковых установках, включающий определение азимутального угла инерциальной навигационной системы крылатой ракеты по известному азимутальному углу навигационного комплекса носителя, отличающийся тем, что в горизонтальном положении крылатой ракеты проводят измерение углового рассогласования по крену между инерциальным блоком крылатой ракеты и внешним узлом транспортно-пускового стакана, стыкуемого с пусковой установкой, с последующим использованием результатов измерений для автоматического расчета поправки к азимутальному углу, измеренному навигационным комплексом носителя, во время предстартовой подготовки.
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018128343A RU2691131C1 (ru) | 2018-08-03 | 2018-08-03 | Способ прицеливания крылатых ракет в вертикальных пусковых установках |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
RU2018128343A RU2691131C1 (ru) | 2018-08-03 | 2018-08-03 | Способ прицеливания крылатых ракет в вертикальных пусковых установках |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2691131C1 true RU2691131C1 (ru) | 2019-06-11 |
Family
ID=66947405
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2018128343A RU2691131C1 (ru) | 2018-08-03 | 2018-08-03 | Способ прицеливания крылатых ракет в вертикальных пусковых установках |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
RU (1) | RU2691131C1 (ru) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2710757C1 (ru) * | 2019-07-16 | 2020-01-13 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ прицеливания крылатых ракет на самоходной пусковой установке |
Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2150124C1 (ru) * | 1995-01-31 | 2000-05-27 | Военная артиллерийская академия им. М.И.Калинина | Способ предстартовой выставки высокоточных ракет |
US6610971B1 (en) * | 2002-05-07 | 2003-08-26 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Ship self-defense missile weapon system |
RU2393409C1 (ru) * | 2008-11-13 | 2010-06-27 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Модульная многоместная корабельная пусковая установка вертикального пуска |
RU2549215C1 (ru) * | 2014-02-06 | 2015-04-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке |
RU2604592C2 (ru) * | 2015-04-28 | 2016-12-10 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ азимутального прицеливания пусковой установки |
-
2018
- 2018-08-03 RU RU2018128343A patent/RU2691131C1/ru active
Patent Citations (5)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2150124C1 (ru) * | 1995-01-31 | 2000-05-27 | Военная артиллерийская академия им. М.И.Калинина | Способ предстартовой выставки высокоточных ракет |
US6610971B1 (en) * | 2002-05-07 | 2003-08-26 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Navy | Ship self-defense missile weapon system |
RU2393409C1 (ru) * | 2008-11-13 | 2010-06-27 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Модульная многоместная корабельная пусковая установка вертикального пуска |
RU2549215C1 (ru) * | 2014-02-06 | 2015-04-20 | Открытое акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке |
RU2604592C2 (ru) * | 2015-04-28 | 2016-12-10 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ азимутального прицеливания пусковой установки |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
RU2710757C1 (ru) * | 2019-07-16 | 2020-01-13 | Акционерное общество "Военно-промышленная корпорация "Научно-производственное объединение машиностроения" | Способ прицеливания крылатых ракет на самоходной пусковой установке |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US5245909A (en) | Automatic sensor alignment | |
US8093539B2 (en) | Integrated reference source and target designator system for high-precision guidance of guided munitions | |
RU2659622C1 (ru) | Способ вывода вращающейся по углу крена ракеты с гироскопом направления в зону захвата цели головкой самонаведения и система для его осуществления | |
JPH0688698A (ja) | 合成アレイレーダを使用した自律正確度兵器 | |
CN111351481A (zh) | 一种基于发射惯性坐标系的传递对准方法 | |
US8076621B2 (en) | Integrated reference source and target designator system for high-precision guidance of guided munitions | |
RU2691131C1 (ru) | Способ прицеливания крылатых ракет в вертикальных пусковых установках | |
US2995318A (en) | Optical data transfer system | |
JP5338464B2 (ja) | 慣性航法装置、飛翔体及び航法データ算出方法 | |
US8637798B2 (en) | Integrated reference source and target designator system for high-precision guidance of guided munitions | |
EP0222571A2 (en) | Line of sight missile guidance | |
Ross et al. | A transfer alignment algorithm study based on actual flight test data from a tactical air-to-ground weapon launch | |
CN109579833B (zh) | 一种对返回式运载火箭的垂直着陆阶段的组合导航方法 | |
US5397079A (en) | Process for the autonomous positional control of guided missiles | |
RU2549215C1 (ru) | Способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке | |
US6621059B1 (en) | Weapon systems | |
Kaiser et al. | Vital advanced inertial network | |
Zhang et al. | Strapdown stellar-inertial guidance system for launch vehicle | |
RU2710757C1 (ru) | Способ прицеливания крылатых ракет на самоходной пусковой установке | |
CN111539131A (zh) | 射击诸元解算方法、解算器和自行高炮 | |
RU2704581C1 (ru) | Способ прицеливания крылатых ракет наклонного старта | |
RU2216708C1 (ru) | Способ управления полетом баллистического самонаводящегося реактивного снаряда "поверхность - поверхность" | |
RU2534206C1 (ru) | Способ стрельбы управляемой ракетой | |
CN108050887B (zh) | 一种坦克装甲车辆火控系统瞄准线平移的补偿方法及系统 | |
CN111895865B (zh) | 一种降低装定诸元需求的卫星制导弹药制导方法 |